紧密围绕航天测发控系统在认证授权、数据安全防护以及异常操作可追溯等方面的安全需求，开展区块链技术在航天测发控系统认证和授权管理上的应用研究。本文详细阐述了航天测发控系统认证授权区块链平台的网络架构、账户信息模型、共识机制以及差异化授权智能合约算法的设计方法，通过自主开发的区块链仿真平台对所提出的设计方法进行了验证。

以探空气球高空风资料为基准，对风廓线雷达、数值天气预报模式预报第1~4天的高空风及对应最大气动载荷精度进行对比分析，结果表明:高空风精度由低到高依次为风廓线雷达、预报第4~1天，风廓线雷达在高度7.6 km及以上的高空风精度明显偏低，绝对差超过5 m/s；最大气动载荷精度由低到高依次为风廓线雷达、预报第4~1天，风廓线雷达、预报第1~4天的最大气动载荷平均绝对差分别为326.72、126.53、162.26、183.15和212.59，单位为Pa∙rad，相关系数值分别为0.76、0.98、0.96、0.95和0.92。因此，风廓线雷达高空风产生的最大气动载荷精度较低，不能用于火箭飞行的安全保障，需进一步改造提高其精度。

面向分布式空间光干涉高精度探测需求,针对分布式探测器平台协同指向中存在的内外干扰难以克服的问题,提出一种协同控制系统设计方案。首先进行分布式探测器动力学建模与干扰机理分析;其次设计分布式干扰观测器及RBF网络干扰学习观测器,将扰动参量与系统其他状态量进行解析与分离,以降低参量不确定性对系统稳定性的影响;最后设计姿态跟踪控制器,以消除系统不确定扰动。仿真结果表明设计方案的有效性,为分布式探测器平台协同控制系统设计提供了新思路。

为实现用户星天线对中继卫星的高速数据传输和高精度跟踪,设计了一种由TE₂₁模跟踪天线,一体化Ka跟踪接收机和终端控制器组成的系统,采用Ka频段单通道单脉冲跟踪体制。该系统在非线性机电数字仿真模型基础上,建立了跟踪接收机模型。通过仿真计算,得到自动跟踪响应结果,比较仿真结果和试验结果,验证了所建模型。通过远场测试自动跟踪S曲线,验证跟踪的动态性能和稳态跟踪精度。试验结果表明,自动跟踪系统的功能及性能均满足任务要求。

针对热点区域的多重覆盖问题,采用回归圆轨道的共星下点轨迹星座方案,提出基于遗传算法求解单颗卫星轨道参数、利用简单解析公式求解星座轨道参数的方法。首先,建立了回归轨道热点区域多重覆盖模型; 其次,以卫星一个回归周期内覆盖时间最长为性能指标,首颗卫星轨道根数利用遗传算法可优化求取; 最后,根据星下点轨迹重合这一约束条件设计星座构型,并利用各卫星间几何关系求解各卫星的轨道根数。理论分析和仿真结果表明,该方法简单且易于实现,设计结果正确,可实现回归周期内同一卫星星下点轨迹多次覆盖目标,星座使用卫星少、覆盖频率高,具有较好的工程应用价值。

针对在轨服务的航天器惯量参数突变情况,提出了基于卫星在轨姿态测量及控制信息实现惯量参数实时辨识的方法,设计了递推最小二乘(RLS)及扩展卡尔曼滤波(EKF)辨识算法。在RLS算法中引入自适应遗忘因子,每次递推过程中通过分配先验数据和当前数据的权重确保产生突变后辨识值的及时跟踪;在EKF算法中明确先验预测协方差中参数变化的影响,将其代入更新预测协方差矩阵以应对惯量参数的突变。仿真结果表明,考虑惯量参数突变的场景,RLS算法和EKF算法的辨识精度可达1.5%和1%,辨识时间分别优于30 s和40 s;考虑惯量缓慢时变的场景,两种方法均可实现惯量参数的在轨实时辨识,辨识精度满足姿控系统需求。

针对太阳翼对接过程中姿态调整的快速性和准确性需求及人工调整不便的问题,本文设计了一种调平策略,能够根据地面状态更新调姿机构的运动学参数,利用激光跟踪仪获取调平所需位姿,采用基于运动学逆解的关节位置闭环控制实现动平台的调平,避免了传统支腿升降调平法在调平过程中存在的虚腿问题,实现了调姿机构从支腿收起状态到触地支撑状态再到动平台调至水平状态的自动调节。通过仿真验证了该调平策略的可行性,为太阳翼对接用调姿机构在工程应用中存在的虚腿调平问题提供了解决思路和方法。

针对采用扭转器作为执行机构的球载吊舱姿态控制方案,利用步进电机作为动力来源,设计了基于自抗扰控制(ADRC)算法的串级控制器,利用蜣螂优化算法(DBO)对控制器中的关键参数进行了寻优,利用寻优得到的控制器相关参数,对吊舱的姿态控制进行了仿真,并考虑了吊舱在飞行过程中抛砂对控制产生的影响。仿真结果表明,所设计的控制算法能跟踪静态与动态目标,控制精度较优,并具有一定的抗干扰能力,也证明了蜣螂优化算法的有效性。

惯性测量单元(IMU)是防空导弹的重要部分,其状态数据主要从定期人工测试中获取,效率较低。为了降低对定期测试的依赖,本文通过时间序列预测方法,从已有数据中预测其未来一段时间内的状态。出于小样本考虑,本文使用重叠分段平均进行数据处理,降低数据维度与训练难度,并用长短时记忆网络(LSTM)进行时间维度的预测。本文提出模型在实测数据上进行了验证,在获得最高预测精度的同时保持较低开销。

针对按照时间系留法所设计的运载火箭姿态控制系统适应性较差的情况,提出一种能够适应大气层全程飞行段的多胞自适应姿态控制框架。该框架所基于的假设为箭体在整个气动舵控飞行段中的动态特性能够通过特征时间点系留模型的多胞凸组合表示,并以该假设为基础给出了针对气动不确定、舵效不确定情况下的自适应姿态控制算法。为了应对该自适应姿态算法中参数不匹配所带来的参数振荡和模型不匹配所带来的建模误差,设计了基于参数辨识和扰动补偿的改进方法。所述的三种方案均通过理论分析确保了所设计控制系统的稳定性,将其应用到箭体姿态控制中可以实现对箭体姿态角的有效控制,控制精度高而且需要调节的参数少,具有较好的工程应用前景。

对中远距空空导弹大离轴角发射导引规律进行了研究。导弹在转弯阶段采用BTT控制模式,分析了实现快速转弯的机理及要求,研究了实现快速转弯的最佳升力面,确定了导弹滚转控制指令,建立了导弹转弯动力学模型,利用剩余转弯角度关系,设计攻角控制指令;提出旋转坐标系方法对滚转控制指令进行了优化,解决了指令跳变问题,实现了转弯过程最小滚转偏差控制,利用最佳升力面法向矢量投影关系,进一步判定攻角指令控制逻辑,实现与最小滚转偏差控制指令的匹配。最后通过数字仿真验证了设计方法的正确性和有效性。

通过分析某地区2014年12月~2019年12月、时间间隔3.5 h内的最大气动载荷偏差,发现最大正偏差达到1297.62 Pa·rad 、最大负偏差达到-924.43 Pa·rad 。主要原因是由于3.5 h内高空风出现异常增大、异常减小导致的。通过对该两个例的发射前3 h高空风进行建模订正,最大气动载荷绝对差值分别由1297.62 Pa·rad 和924.43 Pa·rad 减小到908.60 Pa·rad 和286.56 Pa·rad,降幅分别为389.02 Pa·rad 和637.87 Pa·rad,表明该建模订正方法有一定的改进作用,有利于提高火箭安全飞行的保障能力。

先提出太阳同步轨道的设计方法和降交点地方时的计算方法,然后以降交点地方时偏差作为评价标准,采用正交试验设计方法分析入轨精度对其影响。实例计算结果表明,入轨偏差将导致降交点地方时随时间积累不断漂移,轨道倾角偏差对降交点地方时的影响最大,半长轴偏差的影响次之,而偏心率偏差的影响最小。

以qa_max实况值为基准,分析了火箭最大气动载荷预报值精度随预报天数的变化特征。发现在预报天数1~11天内,最大气动载荷预报值精度随预报天数延长而降低,其绝对差从225.78 Pa·rad(第1天)增长到533.87 Pa·rad(第11天)、相对误差由10.97%(第1天)增大到24.54%(第11天);利用多元线性回归方法建立最大气动载荷预报值订正模型,可提高各预报天数的最大气动载荷预报值精度,平均绝对差由402.45 Pa·rad减小到309.82 Pa·rad,平均相对误差由17.71%减小到14.60%,这些发现对于火箭发射前的安全飞行保障具有参考价值。

以多无人机集群编队控制系统为研究对象,主要研究了多无人机系统基于事件触发的避碰编队控制问题,提出了集中式和分布式两类事件触发控制律。针对集中式事件触发控制律,考虑所有无人机共享状态信息量,给出了一类集中式事件触发控制算法。针对分布式事件触发控制律,设计每个无人机独立使用事件触发观测器,考虑所有无人机仅与其邻居共享状态信息量,给出了一类分布式事件触发算法。同时理论说明两类事件触发算法使所有无人机最终达到期望编队队形,且编队过程避碰。同时,对其芝诺行为的排除进行了讨论。最后,利用数值仿真例子校验了理论结果的正确性。

为了对液体火箭动力系统的故障进行诊断,提出了一种基于松鼠搜索算法(SSA)优化支持向量机(SVM)的故障诊断方法。将支持向量机的两个重要参数惩罚因子和核函数参数作为松鼠位置矢量,由输出的最佳参数构成SSA-SVM预测模型。实验选取某液体火箭动力系统的846组数据进行诊断。结果表明,对于168组测试样本集,诊断预测错误为4个,测试集分类错误率较低。

采用流形理论,提出了基于流形学习的局域保持投影对姿态系统运行数据进行特征学习,并利用统计特性进行故障检测的方法。首先,利用局域保持投影方法发现统计量的局部流形结构。该投影方法的本质是试图将原始空间中的闭合点映射到低维空间中的闭合点;其次,构建T²和平方预测误差(SPE),利用正常数据训练结果进行统计,并采用核密度估计(KDE)确定故障控制限,实现了对故障的检测。通过数据仿真验证所提方法,典型故障检测率为100%。

为了解决现有海射火箭作业过程中严重依赖中心调度、无线测发控数据容错率低、海浪运动对海上无线通信干扰复杂等问题,提出了一种区块链场景下的海射火箭无线测发控实现方法。本文在通过Ansoft HFSS三维结构电磁场仿真软件对系统天线仿真设计的基础上,对系统无线收发模块、主控模块、采编模块及遥测数据分布式区块存储的硬件设计和算法控制进行了研究,最后进行了100m、3km和5km三种距离条件下的海上无线数据传输及视频数据流传输实验。实验结果表明,系统在5km条件下TCP模式数据上下行吞吐量不低于71.8Mbps,无人发射平台端视频数据流传输流畅,误码数据全程留痕、可以追溯,为构建海射火箭作业过程中区块链通信管理系统树立了新标杆。

面对要求目标信息不断更新的空间快速响应任务,针对每天存在一段和两段覆盖时间的两种连续覆盖轨道,通过覆盖时间分析,选定了单次连续覆盖时间更长的每天存在一段覆盖时间的连续覆盖轨道作为研究对象。基于轨道动力学和球面几何原理,结合火箭发射段固定飞行地心角和飞行时间,构建了连续覆盖轨道设计模型。考虑连续覆盖时间约束,将连续覆盖轨道设计问题转化为以轨道参数、切点坐标和卫星覆盖区地心锥半角为变量,以连续覆盖时间为优化目标的单目标优化问题。针对具体算例,通过该方法得到了轨道参数等规划要素,同时通过STK仿真验证了规划结果的正确性和有效性,可为空间快速响应连续覆盖轨道设计提供理论基础。

针对基座运动对于飞行器落点偏差影响问题,从基座平移运动和摇摆运动2个方面,基于弹道落点偏差产生的物理与数学原理,采用理论分析与计算推导相结合的方法,分别研究了基座水平速度、升沉速度、纵摇、横摇和偏航摇对落点偏差的影响机理,建立了基座运动状态对飞行器落点的误差传播计算模型,并通过算例分析了这几种因素对于飞行器落点偏差的影响程度,给出了提高落点精度的相应建议与方法。